薛華飛　姚秀榮　程海明　張幸紅　劉兆晶

摘要：針對(duì)我國(guó)航天器對(duì)熱防護(hù)系統(tǒng)輕量化的需求，系統(tǒng)總結(jié)了國(guó)內(nèi)外輕質(zhì)熱防護(hù)燒蝕材料的研究進(jìn)展及實(shí)際應(yīng)用現(xiàn)狀，主要包括蜂窩填充橡膠或樹(shù)脂、樹(shù)脂浸漬纖維化多孔基體兩類材料，重點(diǎn)介紹了玻璃纖維/酚醛或碳纖維/酚醛蜂窩填充硅橡膠、硅樹(shù)脂或酚醛樹(shù)脂和硅樹(shù)脂浸漬可重復(fù)使用陶瓷基體燒蝕材料和酚醛浸漬碳基體燒蝕材料，總結(jié)了輕質(zhì)燒蝕材料的發(fā)展趨勢(shì)和對(duì)我國(guó)在該領(lǐng)域發(fā)展的借鑒意義。

關(guān)鍵詞：熱防護(hù)；輕質(zhì)燒蝕材料；樹(shù)脂；蜂窩；纖維化基體

中圖分類號(hào)：V45 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號(hào)：1007-2683（2017）01-0123-06

0 引言

熱防護(hù)系統(tǒng)是保護(hù)服役在高溫?zé)岘h(huán)境中飛行器免遭燒毀或過(guò)熱的關(guān)鍵子系統(tǒng)。現(xiàn)有的熱防護(hù)系統(tǒng)及材料主要包括非燒蝕（可重復(fù)使用）類和燒蝕類。燒蝕熱防護(hù)，是以消耗物質(zhì)來(lái)?yè)Q取防熱效果的積極防熱方式，優(yōu)點(diǎn)是工作安全可靠，防熱效率高，適應(yīng)流場(chǎng)變化能力強(qiáng)。對(duì)服役在高熱流條件下或熱環(huán)境無(wú)法準(zhǔn)確預(yù)測(cè)的飛行器，燒蝕防熱是唯一可行的防熱方式，且系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，一般使用膠黏劑將其直接膠接在內(nèi)部承力主結(jié)構(gòu)上使用。對(duì)熱環(huán)境比較惡劣部位的處理更為簡(jiǎn)便，只需將局部加厚或換裝抗燒蝕能力更強(qiáng)的單塊材料即可。燒蝕材料密度較低，使得整個(gè)熱防護(hù)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)緊湊、質(zhì)量輕。其缺點(diǎn)是僅能一次性使用，并存在發(fā)生燒蝕后氣動(dòng)外形變化的問(wèn)題。

燒蝕熱防護(hù)材料按密度分為標(biāo)準(zhǔn)密度與輕質(zhì)燒蝕材料。以碳/碳、碳/酚醛、高硅氧/酚醛為代表的標(biāo)準(zhǔn)密度燒蝕材料主要應(yīng)用于高熱流、超高溫、高駐點(diǎn)壓力、高速粒子沖刷等極端惡劣環(huán)境短時(shí)間服役的遠(yuǎn)程火箭或?qū)?；輕質(zhì)燒蝕材料主要應(yīng)用于飛船返回艙或空間探測(cè)器等普遍采用半彈道-跳躍式或升力再入等氣流焓值高、短時(shí)間熱流密度大、駐點(diǎn)壓力低和再入時(shí)間長(zhǎng)的再入環(huán)境，要求熱防護(hù)系統(tǒng)及其材料具有輕質(zhì)、耐高溫、低熱導(dǎo)率、低燒蝕量和高熱阻塞效應(yīng)的特點(diǎn)。

本文初步闡述了輕質(zhì)燒蝕材料的國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀與進(jìn)展及實(shí)際應(yīng)用，并探討了輕質(zhì)燒蝕材料的發(fā)展方向。

1 返回艙燒蝕熱防護(hù)系統(tǒng)及材料的發(fā)展

早期的返回式衛(wèi)星或飛船返回艙的熱防護(hù)直接使用彈道導(dǎo)彈再入彈頭的燒蝕材料，如美國(guó)“水星”號(hào)飛船的防熱結(jié)構(gòu)中，熱流最大的鈍頭部分采用的是標(biāo)準(zhǔn)密度玻璃纖維增強(qiáng)酚醛作為燒蝕材料。通過(guò)研究飛船熱防護(hù)機(jī)理，發(fā)現(xiàn)質(zhì)量引射效應(yīng)可以擔(dān)負(fù)主要的防熱機(jī)制，當(dāng)燒蝕材料的氣化分?jǐn)?shù)很高時(shí)，它的熱解氣體質(zhì)量引射熱阻塞效應(yīng)系數(shù)Φ=q。（引射）/q。（無(wú)引射）可以達(dá)到0.2～0.3，即70%～80%的氣動(dòng)加熱是由質(zhì)量引射帶走。在這一研究成果的指導(dǎo)下，美國(guó)研究了大量的輕質(zhì)碳化型燒蝕材料，如DC-325、AVCOAT、PhenCarb、SLA-561、SRAM、BLA、SRICA、PICA等。

目前普遍采用的輕質(zhì)燒蝕材料，密度大都在0.2～0.9g/cm³范圍之內(nèi)。在高熔點(diǎn)陶瓷纖維、碳纖維的長(zhǎng)纖維氈、細(xì)針穿刺或短切纖維網(wǎng)絡(luò)骨架等纖維化基體內(nèi)部分浸漬多孔有機(jī)硅樹(shù)脂或酚醛樹(shù)脂，這種方法構(gòu)成的復(fù)合材料稱為纖維化基體浸漬輕質(zhì)燒蝕材料；在玻璃纖維/酚醛、高硅氧/酚醛或碳/酚醛蜂窩內(nèi)填充硅橡膠、有機(jī)硅樹(shù)脂或酚醛樹(shù)脂構(gòu)成的復(fù)合材料以及在填充相內(nèi)添加短切石英纖維或短切碳纖維、酚醛空心微球、玻璃空心微球和輻射劑等多種功能填料，稱為蜂窩增強(qiáng)輕質(zhì)燒蝕材料。

輕質(zhì)燒蝕材料選用的樹(shù)脂具有分解溫度和碳化溫度低的特點(diǎn)，可以在較低的溫度下產(chǎn)生質(zhì)量引射效應(yīng)和熱解碳層高輻射效應(yīng)來(lái)降低燒蝕材料表面對(duì)流熱流，并可以大量的向外輻射熱量，加之材料的熱導(dǎo)率較低，可以在較長(zhǎng)的再入時(shí)間里起到隔熱效果。

2 橡膠或樹(shù)脂填充蜂窩結(jié)構(gòu)基體復(fù)合材料

該類材料普遍采用玻璃纖維/酚醛、高硅氧/酚醛或碳/酚醛蜂窩作為增強(qiáng)相，密度低、導(dǎo)熱系數(shù)小的彈性硅橡膠、硅樹(shù)脂或酚醛樹(shù)脂等作為基體相，并在基體內(nèi)加入短切石英纖維或碳纖維、玻璃空心微球、酚醛微球、二氧化鈦等功能填料來(lái)降低材料密度，提高隔熱性能并改善燒蝕材料表面的抗輻射能力。除了作為承載結(jié)構(gòu)提高強(qiáng)度之外，蜂窩結(jié)構(gòu)還可提高材料的抗氣流剪切能力，在再入過(guò)程穩(wěn)定燒蝕層，阻止表面燒蝕層脫落。

2.1 酚醛玻璃纖維蜂窩填充硅橡膠DC-325

20世紀(jì)60年代初，美國(guó)為實(shí)現(xiàn)“雙子星座”號(hào)載人飛船的輕量化，在飛船座艙鈍頭防熱大底采用了密度大約為0.87 g/cm³的玻璃纖維/酚醛蜂窩填充雙組份甲基硅橡膠DC-325防熱材料，在雙組份硅橡膠內(nèi)還添加二氧化鈦和質(zhì)量比為5%的空心玻璃微球來(lái)提高耐熱性，玻璃空心微球同時(shí)也可以減少材料的密度和降低熱導(dǎo)率。

我國(guó)的神舟飛船上也采用這種體系的防熱材料，即在玻璃纖維/酚醛蜂窩內(nèi)加入增強(qiáng)纖維、玻璃空心微球、酚醛空心微球填料的苯基硅橡膠。為了提高熱防護(hù)系統(tǒng)的效率采用了變密度設(shè)計(jì)，在熱流、駐點(diǎn)壓力較大的飛船返回艙防熱大底和側(cè)壁迎風(fēng)面采用了密度為0.71g/cm³的H96輕質(zhì)燒蝕材料，在側(cè)壁的背風(fēng)面采用密度為0.54 g/cm³的H88。

2.2 酚醛玻璃纖維蜂窩填充酚醛樹(shù)脂AVCOAT5026-39/HC-GP

經(jīng)過(guò)“雙子星座”飛船計(jì)劃技術(shù)儲(chǔ)備后，美國(guó)開(kāi)展了載人登月的“阿波羅”計(jì)劃，“阿波羅”飛船指令艙采用的AVCOAT 5026-39/HC-GP輕質(zhì)燒蝕材料，是在玻璃纖維/酚醛蜂窩中填充環(huán)氧-酚醛樹(shù)脂及酚醛空心微球、短切石英纖維填料制成平均密度為0.55 g/cm³的復(fù)合材料。

相比于硅橡膠，酚醛樹(shù)脂能承受更高的熱流和表面溫度，燒蝕率低，燒蝕表面碳化層的強(qiáng)度更大，能夠通過(guò)反向輻射耗散掉大量的再入加熱等優(yōu)點(diǎn)，使得酚醛樹(shù)脂成為高加熱環(huán)境的優(yōu)良防熱材料。

“阿波羅”號(hào)飛船指令艙采用的是在不同的熱環(huán)境區(qū)域改變材料厚度的方法來(lái)提高熱防護(hù)系統(tǒng)的效率，最終方案是防熱材料厚度從大底迎風(fēng)面的2.7英寸漸變?yōu)閭?cè)壁背風(fēng)面的0.70英寸。AVCOAT5026-39/HC-GP材料強(qiáng)度高，但存在低溫模量較高和斷裂延伸率低的問(wèn)題，為了能夠承受太空和月面低溫的考驗(yàn)，熱防護(hù)系統(tǒng)內(nèi)的不銹鋼蜂窩支撐結(jié)構(gòu)板與鋁合金蜂窩主結(jié)構(gòu)之間增加了輔助滑動(dòng)桁條隔離系統(tǒng)，導(dǎo)致熱防護(hù)結(jié)構(gòu)復(fù)雜化。

2.3 碳/酚醛蜂窩填充酚醛樹(shù)脂PhenCarb

20世紀(jì)90年代以后，針對(duì)玻璃纖維蜂窩填充酚醛樹(shù)脂燒蝕材料AVCOAT 5026-39/HC-GP密度和熱導(dǎo)率高的不足，美國(guó)應(yīng)用研究協(xié)會(huì)ARA（ap-plied research associates）研制了密度為0.32～0.58 g/cm³的蜂窩填充酚醛樹(shù)脂燒蝕材料-PhenCarb系列輕質(zhì)燒蝕材料。

除了密度比AVCOAT 5026-39/HC-GP低之外，PhenCarb采用有較大變形能力的大孔 Flex Core蜂窩替換AVCOAT 5026-39/HC-GP的六邊形蜂窩，F(xiàn)lex Core蜂窩格子尺寸接近25.4 mm，單孔面積和一枚郵票相當(dāng)，并且可根據(jù)不同熱環(huán)境選用碳/酚醛或高硅氧/酚醛成分的Flex Core蜂窩。在酚醛樹(shù)脂內(nèi)，PhenCarb添加了彈性共聚物用于降低酚醛樹(shù)脂的脆性，還新增了輻射劑（opacifies）來(lái)降低輻射向內(nèi)傳導(dǎo)，這些填料在燒蝕時(shí)熔化還賦予PhenCarb極好的損傷愈合能力。

NASA對(duì)PhenCarb的風(fēng)洞考核認(rèn)為PhenCarb主要用于熱流密度為225～575 W/cm²的熱環(huán)境。在722 W/cm²的短時(shí)間（～25sec）測(cè)試也有較好的結(jié)果，甚至有報(bào)道其可以承受1 000 W/cm²的熱環(huán)境。

2.4 酚醛玻璃纖維蜂窩填充硅樹(shù)脂

2.4.1 SLA-561V

20世紀(jì)70年代初，洛克希德·馬丁公司開(kāi)發(fā)了超輕質(zhì)燒蝕材料SLA（super light ablator）。SLA是在Flex Core玻璃纖維/酚醛蜂窩中填充硅樹(shù)脂、短切石英纖維和短切碳纖維，并在硅樹(shù)脂內(nèi)增加軟木、酚醛微球和二氧化硅微球填料構(gòu)成的燒蝕材料，密度可降低到0.256 g/cm³左右。

SLA系列材料在1976年成功應(yīng)用于Viking火星探測(cè)項(xiàng)目Viking Ⅰ和Viking Ⅱ著陸器熱防護(hù)系統(tǒng)的防熱大底。20世紀(jì)90年代后，隨著以火星探測(cè)為代表的深空探測(cè)再次啟動(dòng)，洛克希德·馬丁公司針對(duì)之前任務(wù)中SLA暴露出的問(wèn)題，改進(jìn)了SLA與承力結(jié)構(gòu)材料之間的連接方式，將SLA直接連接在蜂窩夾心結(jié)構(gòu)板的碳纖維面板上，比較典型的是SLA-561V。

SLA-561V分別作為火星探測(cè)器進(jìn)入艙的前端防熱大底應(yīng)用在1997年發(fā)射的火星探路者M(jìn)PF（Mars Pathfinder probe）、2003年發(fā)射的火星探測(cè)漫游者M(jìn)ER（mars exploration rover）的MER-A勇氣號(hào)（Spirit）和MER-B機(jī)遇號(hào)（Opportunity）、2007年發(fā)射的鳳凰號(hào)（Phoenix），SLA-561V還被應(yīng)用于火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室MSL（mars science laboratory）好奇號(hào)（Curiosity）探測(cè)器的背部防熱罩以及用于采集“Wild-2”彗星慧發(fā)成分的“星辰”號(hào)（Stardust）試樣返回艙背部防熱。此外，SLA也用于航天飛機(jī)燃料外儲(chǔ)箱的保溫。

2.4.2 SRAM

進(jìn)入21世紀(jì)以后，為了滿足星際探測(cè)飛行器的需要，美國(guó)發(fā)展了大量碳化型輕質(zhì)燒蝕材料，這些材料在燒蝕表面形成堅(jiān)固的碳化層，能夠抵抗沖刷并具有輻射散熱能力。美國(guó)應(yīng)用研究協(xié)會(huì)ARA研制了密度為0.22～0.38 g/cm³的硅樹(shù)脂增強(qiáng)燒蝕材料SRAM（silicone reinforced ablative material）。SRAM采用HCPA或SCBA成型工藝將含有硅樹(shù)脂和填料的混合物填充Flex Core大孔蜂窩，相比于SLA-561V制備過(guò)程更簡(jiǎn)單且成本更低。

NASA對(duì)SRAM的燒蝕考核結(jié)果表明在熱流密度小于120 W/cm²以內(nèi)SRAM僅有很小或不出現(xiàn)燒蝕后退，在120 W/cm²以上熱流密度環(huán)境燒蝕有明顯的表面后退。

2.4.3 BLA

輕質(zhì)燒蝕材料BLA（Boeing lightweight ablator）是由美國(guó)波音公司研發(fā)的低成本熱防護(hù)材料，在基體硅樹(shù)脂內(nèi)添加二氧化硅空心微球、固化劑和稀釋劑混合物，構(gòu)成的最終密度約0.32g/cm³的輕質(zhì)燒蝕材料。BLA輕質(zhì)燒蝕材料具有高強(qiáng)度（拉伸強(qiáng)度超過(guò)1001b/in²）、高抵抗剝蝕能力、耐久性，低導(dǎo)熱系數(shù)，還具有射頻透過(guò)性（超過(guò)50%的射頻透過(guò)率）、抗潮濕性與低成本等特點(diǎn)，在高馬赫數(shù)條件下承受1760℃時(shí)只發(fā)生緩慢燒蝕，后退率接近率約0.0762 mm/s。

BLA的樹(shù)脂、催化劑、空心微球和稀釋劑等原材料均可以直接采用商用原料，所以相比于其他輕質(zhì)燒蝕材料價(jià)格更低廉。BLA制備簡(jiǎn)單方便，因此充裕時(shí)間內(nèi)可以采用真空導(dǎo)入、真空袋壓、模壓等成熟復(fù)合材料成型工藝方法制備BLA輕質(zhì)燒蝕。

BLA在NASA的多個(gè)項(xiàng)目上進(jìn)行了飛行驗(yàn)證和實(shí)際應(yīng)用，超然沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)飛行演示項(xiàng)目（scramjet engine flight demonstrate program）X-51A的彈體大量采用了BLA燒蝕材料，巡航段上表面采用的是可重復(fù)使用柔性表面隔熱瓦FRSI（flexible re-usable surface insulation）表面噴涂按照熱環(huán)境設(shè)計(jì)的變厚度BLA-S，除此之外，檢查窗四周的縫隙和間隙在發(fā)射前可以使用BLA-S快速填充并固化成型。增加蜂窩增強(qiáng)結(jié)構(gòu)的BLA-HD，被用于飛行器噴口，承受發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒產(chǎn)物的沖刷。

3 樹(shù)脂浸漬纖維化多孔基體燒蝕材料

20世紀(jì)90年代NASA Ames研究中心開(kāi)展了多種纖維化多孔基體燒蝕材料的研究來(lái)提高材料防熱性能并降低系統(tǒng)質(zhì)量，即新型輕質(zhì)陶瓷燒蝕體LCAs（new light weight ceramic ablators，LCAs）。LCAS是在高孔隙率，低密度（0.0965～0.357g/cm³）纖維化陶瓷或碳基體內(nèi)部分浸漬有機(jī)硅樹(shù)脂或酚醛樹(shù)脂所得到的燒蝕材料，該材料基體內(nèi)浸漬的樹(shù)脂含量可控，且能相對(duì)均勻的分布在基體內(nèi)部，一般最終密度在0.220～0.330g/cm³之間。LCAS的主要代表是NASA Ames研究中心研發(fā)的硅樹(shù)脂浸漬可重復(fù)使用陶瓷燒蝕材料SIRCA（silicone impreg-nated reusable ceramic ablator）和酚醛樹(shù)脂浸漬碳基體燒蝕材料PICA（phenolic impregnated carbon abla-tor）。

3.1 硅樹(shù)脂浸漬可重復(fù)使用陶瓷基體燒蝕材料SIRCA

即在纖維化高孔隙率陶瓷纖維基體中部分浸漬硅樹(shù)脂形成的燒蝕材料。典型的陶瓷纖維基體包括NASA Ames研究中心的熱絕緣材料AIM（Ames in-sulation material）和耐火纖維復(fù)合材料絕緣瓦FRCI（fibrous refractory composite insulation，F(xiàn)RCI），其中AIM由直徑3μm的氧化硅纖維組成，密度在0.165～0.190 g/cm³之間，而FRCI就是航天飛機(jī)大面積熱防護(hù)系統(tǒng)使用的第二代陶瓷隔熱材料，密度比AIM略高在0.170～0.220 g/cm³之間，由80%二氧化硅纖維（直徑3μm）、20%的Nextel纖維（直徑8 μm）和少量的SiC粉組成。SIRCA的填充劑聚硅氧烷，是硅原子和氧原子交替連接形成的具有高度交聯(lián)網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)的有機(jī)硅氧烷，分子鏈上既有“有機(jī)基團(tuán)”又含有“無(wú)機(jī)基團(tuán)”的結(jié)構(gòu)特性，決定了硅樹(shù)脂具有有機(jī)材料和無(wú)機(jī)材料的雙重性能。

NASA研究結(jié)果表明SIRCA的應(yīng)用環(huán)境熱流密度最好在200 W/cm²以內(nèi)，目前SIRCA被應(yīng)用于NASA X-34飛行器的翼前緣和鼻錐，也被應(yīng)用于火星探測(cè)漫游者M(jìn)ER的降落傘減速系統(tǒng)和背面接口面板以及反推沖量系統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)的熱防護(hù)。德國(guó)Kistler公司則選擇SIRCA作為K-1型可重復(fù)使用運(yùn)載器的鼻錐及其他快速加熱部位的熱防護(hù)。

3.2 酚醛樹(shù)脂浸漬碳基體燒蝕材料PICA

PICA是將纖維化多孔碳基體浸漬部分酚醛樹(shù)脂得到的燒蝕材料，通過(guò)NASA Ames研究中心的熱防護(hù)系統(tǒng)與材料團(tuán)隊(duì)獨(dú)創(chuàng)的浸漬技術(shù)控制酚醛樹(shù)脂浸漬量來(lái)調(diào)控PICA的密度在0.224～0.321g/cm³之間，并可以保證酚醛樹(shù)脂在碳基體內(nèi)分布均勻。碳基體FiberForm由Fiber Materials Inc。（FMI）提供，這種剛性、低密度（0.152～0.176g/cm³）、碳纖維為主的碳/碳復(fù)合材料之前主要用于真空或惰性氣氛爐的熱絕緣。通過(guò)成型過(guò)程的控制使得FiberForm短切纖維在平行于加壓面內(nèi)呈現(xiàn)隨機(jī)分布，而在垂直于加壓面內(nèi)纖維層狀分布，這種結(jié)構(gòu)上的各向異性使得其力學(xué)、熱物理性能同樣具備各向異性的特點(diǎn)，而在垂直于加壓面方向隔熱性能更好，所以PICA在服役中可以將FiberForm隔熱性能更好的方向朝向熱流方向使用。

NASA Ames研究中心在熱流密度425～3360 W/cm2、表面壓力0.1～0.43 atm、焓值6245～33600 J/cm²范圍內(nèi)對(duì)PICA的燒蝕特性進(jìn)行了測(cè)試，結(jié)果表明PICA材料燒蝕表面光滑完整，沒(méi)有觀察到任何機(jī)械剝蝕的跡象，甚至在熱流密度和剪切力比穩(wěn)定區(qū)高出一倍的平頭試樣邊緣也沒(méi)有剝蝕現(xiàn)象發(fā)生。PT-CA同樣具有極佳的熱絕緣性能，對(duì)熱流密度570 W/cm²、駐點(diǎn)壓力0.42 atm、焓值14 520 J/cm²的燒蝕試樣，當(dāng)表面溫度接近2 760℃，距離表面1.22 cm處的溫度最高峰才達(dá)到983℃。經(jīng)過(guò)270 s后，距離表面2.96 cm處的溫度峰值僅為371℃，距離表面4.04 cm處的溫度峰值僅為149℃，這一燒蝕特性使得PICA可以不需要多余的熱絕緣材料直接連接到航天器主體結(jié)構(gòu)表面使用，作為結(jié)構(gòu)材料亦可簡(jiǎn)化隔熱機(jī)構(gòu)，因此PICA可以作為防/隔熱一體化超輕質(zhì)燒蝕材料使用。

PICA具有低密度、耐高溫、低熱導(dǎo)率、低燒蝕量和高熱阻塞效應(yīng)的特點(diǎn)，使得PICA不僅能為從低地軌道再入大氣層的飛行器提供熱防護(hù)，還滿足從月球或其他星球直接再入大氣層的返回艙的熱防護(hù)需求。

PICA已應(yīng)用于火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室登陸艙的防熱大底，該登陸艙的直徑達(dá)到4.5 m，重量接近3 500 kg，將960kg的有效載荷火星車及附屬裝置運(yùn)送到火星表面，該登陸艙2012年8月以5.6 km/s的速度成功進(jìn)入火星大氣層，并將火星車投放到預(yù)定位置。

經(jīng)過(guò)NASA Ames研究中心與太空技術(shù)探索Space-X公司合作通過(guò)優(yōu)化制備工藝和材料成分得到的PICA-X輕質(zhì)燒蝕材料，在不損失PICA的燒蝕性能的同時(shí)將降低了成本并提高了材料的耐久性。PICA-X作為“天龍?zhí)枴盌ragon飛船的防熱大底，從2012年10月至今已經(jīng)完成了三次對(duì)國(guó)際空間站ISS的物資補(bǔ)給和材料運(yùn)回地球工作。

經(jīng)過(guò)“星塵號(hào)”、“好奇號(hào)”和天龍飛船的技術(shù)驗(yàn)證后，在“獵戶座”O(jiān)rion（nASA erew vehicle，CEV）熱防護(hù)系統(tǒng)Block2階段任務(wù)——研制直接從月球返回地球再入大氣層“獵戶座”乘員艙的熱防護(hù)系統(tǒng)前端的防熱大底的競(jìng)標(biāo)中，波音與FMI公司聯(lián)合提供的PICA在與應(yīng)用研究協(xié)會(huì)ARA的Phen-Carb、洛克希德·馬丁公司的碳/碳復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的cal-carb及德事隆公司的3D-Q/P-HD/LD和AV-COAT5026-39/HC-GP材料的對(duì)比測(cè)試中，PICA成功中標(biāo)Block2階段，成為直徑5m的燒蝕防熱屏的baseline備選材料。

4 結(jié)論

綜上所訴，國(guó)外關(guān)于航天器輕質(zhì)燒蝕材料的研究已經(jīng)取得了豐碩的成果并且有豐富的飛行經(jīng)歷，主要體現(xiàn)在：

1）材料多樣且形成完整體系，形成硅橡膠、硅樹(shù)脂、酚醛樹(shù)脂填充玻璃纖維/酚醛、高硅氧/酚醛、碳/酚醛等多種蜂窩構(gòu)成的蜂窩填充輕質(zhì)燒蝕材料體系和硅樹(shù)脂、酚醛樹(shù)脂浸漬陶瓷纖維或碳纖維纖維化多孔基體輕質(zhì)燒蝕材料體系，而且每種材料通過(guò)控制密度、調(diào)整成分以滿足不同的熱環(huán)境需求；

2）輕質(zhì)燒蝕材料已經(jīng)覆蓋了彈道式和升力式或彈道一跳躍式多種彈道、從近地軌道和月球接返回地球及進(jìn)入火星大氣層等多種熱環(huán)境的熱防護(hù)要求；

3）能夠滿足從直徑不足1 m到高達(dá)5 m、有效載荷高達(dá)數(shù)噸的無(wú)人和載人飛行器對(duì)輕量化熱防護(hù)系統(tǒng)的要求。

通過(guò)對(duì)比國(guó)內(nèi)的輕質(zhì)燒蝕材料的研究現(xiàn)狀可以發(fā)現(xiàn)，目前國(guó)內(nèi)公開(kāi)報(bào)道的成熟的輕質(zhì)燒蝕材料僅有神舟飛船的H系列玻璃纖維/酚醛蜂窩填充硅橡膠輕質(zhì)燒蝕材料，存在材料體系不完備、結(jié)構(gòu)單一等問(wèn)題，值得進(jìn)行投入研究。

（編輯：關(guān)毅）